[发明专利]一种用于短距垂直起降发动机的旋转式推力矢量喷管

说明书

本发明属于航空领域，特别适用于短距垂直起降航空发动机用推力矢量喷管，小型短距垂直起降飞行器实验验证等航空领域。 

背景技术：

英国“鹞”式战斗机的诞生并在战场上发挥巨大的作用，使得具有短距垂直起降能力的战斗机受到了各军事强国的持续关注。目前，除“鹞”式战斗机外，具有短距垂直起降功能的典型战斗机还有前苏联的Yak141、美国的F35B，这些战斗机都采用了可实现大偏角的推力矢量技术，特别是美国F-35B短距垂直起降战斗机的创新式设计和其未来潜在的军事用途和威慑力又给该项技术的发展注入了新的活力，可以说，短距垂直起降战斗机的发展极大程度上满足了海军对舰载航空作战力量的需求，成为目前航空技术的研究重点。 

短距垂直起降战斗机的关键技术之一是推力矢量技术，该推力矢量技术要求该类战斗机用发动机的喷管满足相对于常规矢量喷管更大的矢量偏转角，且喷管矢量偏角能够连续可调并同时满足飞机短距起降、垂直起降、巡航过程中俯仰和偏航控制以及优越的巡航性能等多方面战技指标。这些特殊的战技指标大大增加了该类喷管的设计难度。飞机在垂直起飞或降落时利用喷气流的偏转产生垂直于地面方向的升力，喷管偏转过程中要保证飞机机身平稳，不造成侧向力且在巡航飞行时可保证巡航推力不受矢量需求的影响，并可以通过喷管不同偏转角度实现飞机的偏航及俯仰操作，基于飞机的性能需求对旋转喷管提 出如下设计要求：①偏转过程中喷管矢量角保持连续变化；②偏转过程中喷管矢量角保持在同一俯仰面内；③喷管巡航状态工作时，性能与常规喷管相似。 

国内有关垂直起降的发明侧重于升力系统的概念研究，而关于矢量喷管的研究也限于喷管附件及轴对称矢量喷管的研究，关于旋转式推力矢量喷管的研究较少，且没有详细的阐述喷管机械结构、驱动方式及相关型面的计算，本发明相对于常规飞机用矢量喷管，进一步增大了喷管的偏转矢量角，使之能够达到短距垂直起降飞行器的作战要求。 

发明内容：

本发明采用三段可旋转筒体和一段过渡联接筒体的机械结构实现推力转向，过渡联接段筒体可将喷管与多型号发动机相联，使该发明更具通用性，且满足垂直起降发动机对喷管的需求：①偏转过程中喷管矢量角保持连续变化；②偏转过程中喷管矢量角保持在同一俯仰面内；③喷管巡航状态工作时，性能与常规喷管相似。喷管实现从平飞到垂直降落的模态转换过程中，三段筒体采用分别驱动的控制方式，并设计了满足喷管俯仰矢量的控制规律，以保证俯仰推力的精确度。该发明根据喷管工作需要的最大矢量角对喷管型面进行了设计计算。此发明相对于国内现有技术，应用范围广阔，机械结构完整，喷管型面设计科学，对国内现有矢量喷管技术进行了补充。 

附图说明：

图1是旋转式推力矢量喷管原理图； 

图2是旋转式推力矢量喷管方案结构图； 

图3是旋转式推力矢量喷管垂直起降模态型面图； 

图4是A-A圆截面剖面图； 

图5是B-B椭圆截面剖面图； 

图6是C-C圆截面剖面图； 

图7是喷管安装位置正视图； 

图8是实施实例中喷管矢量角转至30°的型面图； 

图9是实施实例中喷管矢量角转至60°的型面图。 

图中1.喷管过渡联接筒体；2.轴承定位环；3.齿轮定位环；4.第一传动齿轮；5.联接轴承；6.喷管第一段转动筒体；7.是第二传动齿轮；8.喷管第二段转动筒体；9.第三传动齿轮；10.喷管第三段转动筒体；11.电机支座；12.第一电机；13.第一主动齿轮；14.第二电机；15.第二主动齿轮；16.第三电机；17.第三主动齿轮 

具体实施方式：

本发明依据喷管的工作原理及工作模态(见图1)对短距垂直起降用旋转式推力矢量喷管进行了方案设计，包括几何型面结构设计和运动方案设计。 

适用于短距垂直起降发动机用旋转式推力矢量喷管采用轴承联 接，齿轮传动的机械构造形式。图2中，1为喷管与发动机的过渡连接段，6、8、10分别为喷管第一、二、三段转动筒体，图3中，第一段转动筒体的A-A至B-B截面为圆截面至椭圆截面的过渡，B-B截面之后为椭圆筒体，C-C斜截面为椭圆筒体的斜切面，其型面为圆截面以便轴承的安装，A-A、B-B与C-C截面图分别如图4、图5、图6所示。第二、三段转动筒体皆为椭圆筒体，尺寸与B-B截面后的椭圆筒体相同。